疲劳与断裂(卷名：航空 航天)
fatigue and fracture
在交变载荷的作用下，结构中裂纹的形成和扩展(稳定扩展和失稳扩展)过程。疲劳主要指裂纹形成的阶段，断裂主要指裂纹扩展的阶段，但是在机理研究和工程分析中两者是紧密联系的，不能截然分开，所以在飞行器结构设计中，疲劳与断裂往往是结合在一起研究的。
疲劳与断裂研究是飞行器结构强度学科中较重要的一个方面。它研究在交变载荷作用下结构中裂纹形成、稳定扩展和失稳扩展的规律，研究带裂纹结构的残余强度，估计结构寿命和研究延长寿命的方法。疲劳与断裂研究包括分析和试验两个方面。
早期，飞行器结构的疲劳问题并不突出，20世纪30年代人们开始对疲劳设计提出一些简单的要求，直到50年代英国“彗星”号喷气旅客机发生重大的机毁人亡事故以后，疲劳与断裂设计才受到人们重视。按传统经验形成和发展而来的各种设计原则，在应用上兼有并列、取代和补充的复杂关系。
安全寿命设计 这是50年代欧洲各国的飞机设计原则。设计准则是：
式中目标寿命指试验寿命或计算寿命，分散系数考虑到疲劳寿命的分散性和误差，对全机或部件的疲劳试验，分散系数一般取4。飞行器结构疲劳的基本原理与一般机械相同，但由于工作应力水平较高，需采用有限寿命设计，另外结构承受的是比较复杂的变幅载荷（见载荷谱）而不是等幅载荷。对于变幅载荷，可用等幅载荷下的试验结果根据累积损伤理论计算寿命。在疲劳试验中也可用累积损伤理论简化载荷谱。
破损安全设计 这是50～60年代美国的飞机设计原则。考虑到疲劳寿命难以准确确定，主要是在结构中采用多传力途径，要求一条途径破坏后，残余结构还能承受足够的载荷，这一载荷称为破损安全载荷，其数值在强度规范中有相应的规定。破损安全原则常常与安全寿命原则混合使用。
损伤容限设计 70年代美国空军提出的原则。它考虑到意外损伤的可能存在，即从飞行安全出发，为了谨慎，假定新的飞机结构存在初始损伤，其尺寸依据制造厂无损检验能力确定，要求达到足够的检出概率，然后对带裂纹结构进行断裂分析或试验，确定裂纹在变幅载荷下扩展到临界尺寸的周期，由此制定飞机检修周期，即：
式中分散系数考虑到裂纹扩展速率的分散性和误差，比安全寿命的分散系数要小得多，一般可取为2。裂纹的临界尺寸根据结构的残余强度不小于破损安全载荷的原则确定。破损安全载荷由强度规范规定，其数值因裂纹部位检测的难易而异。带裂纹结构的残余强度可用断裂力学方法计算或通过静力试验确定。裂纹扩展的速率通常用最简单的帕里斯公式计算。在实际飞行器结构设计中，要求结构既有好的耐久性，即延迟开裂的特性，又有好的损伤容限特性，即裂纹缓慢扩展的特性。